JP6493269B2

JP6493269B2 - 内燃機関の制御装置

Info

Publication number: JP6493269B2
Application number: JP2016064336A
Authority: JP
Inventors: 津田　陽一; 陽一津田
Original assignee: Toyota Motor Corp
Current assignee: Toyota Motor Corp
Priority date: 2016-03-28
Filing date: 2016-03-28
Publication date: 2019-04-03
Anticipated expiration: 2036-03-28
Also published as: JP2017180140A

Description

本発明は、内燃機関の制御装置に関する。

ディーゼル内燃機関の燃焼騒音を低減する技術として、主たる燃料噴射であるメイン噴射に先立ってパイロット噴射を行う技術が知られている。パイロット噴射を行うことによって、メイン噴射に先立ってパイロット噴射燃料による予備的な燃焼が行われ、そこにメイン噴射が行われるため、メイン噴射燃料は着火遅れの少ない状態で燃焼し、全体的に穏やかな燃焼が実現する。これにより、メイン噴射燃料の燃焼に伴う筒内圧力（燃焼室内圧力）の変化が緩慢になるので、メイン噴射燃料の燃焼による燃焼騒音は小さくなる。

しかしながら、パイロット噴射を行っても、実際にパイロット噴射燃料による燃焼が好適に行われない場合、パイロット噴射による燃焼に起因した燃焼騒音が大きくなったりする場合がある。

特許文献１では、パイロット噴射に基づく熱発生量を算出し、算出された熱発生量に基づいて、パイロット噴射による燃料噴射量を補正することにより、パイロット噴射による燃焼に起因する燃焼騒音を低減している。

特開２００９−２８１１４３号公報

ところで、パイロット噴射による燃焼に起因する燃焼騒音には、パイロット噴射の時期も影響する。したがって、特許文献１のようにパイロット噴射による燃料噴射量を補正しても、パイロット噴射による燃焼に起因する燃焼騒音が十分に低減されないおそれがある。

そこで、本明細書開示の内燃機関の制御装置は、パイロット噴射を行う内燃機関において、パイロット噴射による燃焼に起因する燃焼騒音を低減することを課題とする。

かかる課題を解決するために、本明細書に開示された内燃機関の制御装置は、１サイクル中に、メイン噴射と該メイン噴射に先立つパイロット噴射とを含む複数回の燃料噴射を気筒内に行う燃料噴射手段を備える内燃機関の制御装置であって、前記内燃機関のクランク角を検出するクランク角センサと、前記クランク角センサの検出値から前記内燃機関の回転数を算出するエンジン回転数算出部と、前記パイロット噴射の仮の噴射時期を設定する仮パイロット噴射時期設定部と、前記仮の噴射時期に前記パイロット噴射を行った場合の前記気筒内の温度を推定する筒内温度推定部と、前記仮の噴射時期に前記パイロット噴射を行った場合の前記気筒内の酸素密度を推定する酸素密度推定部と、推定された前記気筒内の温度、推定された前記酸素密度、及び前記内燃機関の回転数から、前記パイロット噴射によって燃料が噴射されてから前記燃料に着火するまでの着火遅れ期間を算出する着火遅れ期間算出部と、前記燃料の着火時期を算出する着火時期算出部と、前記着火遅れ期間が許容値以下であり、かつ、前記燃料の着火時期が単位時間または単位クランク角あたりの前記気筒内の圧力の変化量である筒内圧力変化率が最大となる時期以降となる場合、前記仮の噴射時期を、前記パイロット噴射の噴射時期に設定するパイロット噴射時期設定部と、を備える内燃機関の制御装置である。

本明細書開示の内燃機関の制御装置によれば、パイロット噴射を行う内燃機関において、パイロット噴射による燃焼に起因する燃焼騒音を低減することができる。

図１は、一実施形態に係る内燃機関の制御装置が適用されたエンジンシステムの構成を示す概略図である。図２は、ＥＣＵが実行するパイロット噴射時期制御の一例を示すフローチャートである。図３（ａ）は、エンジン回転数が１０００ｒｐｍのときの、パイロット噴射時の酸素密度と、パイロット噴射時の筒内温度と、着火遅れ期間との関係を示す等着火遅れ線図の一例であり、図３（ｂ）は、エンジン回転数が２０００ｒｐｍのときの、パイロット噴射時の酸素密度と、パイロット噴射時の筒内温度と、着火遅れ期間との関係を示す等着火遅れ線図の一例である。図４は、ＥＣＵが実行するパイロット噴射量制御の一例を示すフローチャートである。パイロット噴射時の酸素密度と、パイロット噴射時の筒内温度と、１ｍｍ^３／ｓｔあたりの発熱量との関係を示すマップである。

以下、本発明の実施形態について、添付図面を参照しつつ説明する。ただし、図面中、各部の寸法、比率等は、実際のものと完全に一致するようには図示されていない場合がある。また、図面によっては細部が省略されて描かれている場合もある。

まず、図１を参照し、一実施形態に係る内燃機関の制御装置が適用されたエンジンシステムについて説明する。図１は、一実施形態に係る内燃機関の制御装置が適用されたエンジンシステム１０の構成を示す概略図である。

エンジンシステム１０は、ディーゼルエンジンからなる内燃機関としてのエンジン１００を備えている。なお、図１では４気筒エンジンを例示したが、本発明は、任意の気筒数の内燃機関に適用することができる。エンジン１００の各気筒は、燃焼室内（筒内）に燃料を噴射する燃料噴射弁１２、吸気バルブ１４、排気バルブ１６等を備えている。また、エンジン１００は、各気筒に吸入空気を吸込む吸気通路１８と、各気筒から排気ガスを排出する排気通路２０とを備えている。吸気通路１８には、吸入空気量を調整するスロットル弁２２が設けられている。排気通路２０には、排気ガスを浄化する触媒２４が設けられている。

エンジン１００は、排気ガスの一部をＥＧＲガスとして吸気系に還流するＥＧＲ機構２６を備えている。ＥＧＲ機構２６は、吸気通路１８と排気通路２０とを接続するＥＧＲ通路２８と、ＥＧＲ通路２８を介して排気系から吸気系に還流されるＥＧＲガスの還流量（ＥＧＲ量）を調整するＥＧＲ弁３０とを備えている。また、エンジン１００には、排気圧を利用して吸入空気を過給する過給機３２が搭載されている。なお、本発明は、過給機３２を搭載していない内燃機関にも適用可能である。

また、エンジンシステム１０は、ＥＣＵ（Electronic Control Unit）２００を備えている。ＥＣＵ２００は、ＣＰＵ（Central Processing Unit）、ＲＡＭ(Random Access Memory)、ＲＯＭ（Read Only Memory）、及び記憶装置等を備える。ＥＣＵ２００は、ＲＯＭや記憶装置に記憶されたプログラムを実行することにより後述するパイロット噴射時期制御を実行する。ＥＣＵ２００は、エンジン回転数算出部、仮パイロット噴射時期設定部、筒内温度推定部、酸素密度推定部、着火遅れ期間算出部、着火時期算出部、及びパイロット噴射時期設定部の一例である。

ＥＣＵ２００の出力側には、前述の燃料噴射弁１２、スロットル弁２２、ＥＧＲ弁３０等の種々のアクチュエータが接続されている。

ＥＣＵ２００の入力側には、エンジン１００のクランク角を検出するクランク角センサ４１、吸入空気量を検出するエアフローメータ４２、及びスロットル弁２２の上流に作用する過給圧を計測する過給圧センサ４３が接続されている。また、ＥＣＵ２００の入力側には、排気マニホールドにおける排気の圧力であるエキゾーストマニホールド圧力を検出するエキマニ圧力センサ４４と、排気マニホールドにおける排気の温度であるエキゾーストマニホールド温度を検出するエキマニ温度センサ４５と、吸気マニホールド内の圧力を検出するインマニ圧力センサ４６と、が接続されている。さらに、ＥＣＵ２００の入力側には、エンジン１００の空燃比を検出する空燃比センサ４７と、エンジン水温を検出するエンジン水温センサ４８と、が接続されている。

ＥＣＵ２００は、クランク角センサの検出値からエンジン１００の回転数（エンジン回転数）を算出する。さらに、ＥＣＵ２００は、各センサから入力されるエンジンの運転状態や運転条件に関する様々な情報及び信号に基づいて、パイロット噴射に起因する燃焼騒音を低減するために、以下のパイロット噴射時期制御を実行する。

図２は、ＥＣＵ２００が実行するパイロット噴射時期制御の一例を示すフローチャートである。図２の処理は、所定時間毎（例えば、８ｍｓｅｃ）に実行される。

ＥＣＵ２００は、まず、仮パイロット噴射時期を設定する（ステップＳ１１）。本実施形態では図２の処理の開始時、ＥＣＵ２００は、仮パイロット噴射時期にデフォルト値を設定する。デフォルト値は、例えば、メイン噴射時期−α−β（例えば、α＝３、β＝８）である。

次に、ＥＣＵ２００は、仮パイロット噴射時期にパイロット噴射を行った場合のパイロット噴射時の筒内温度及び酸素密度を算出する（ステップＳ１３）。例えば、ＥＣＵ２００は、下記数１〜数３の式に示す計算モデルの一例に基づいて、パイロット噴射時の筒内温度を算出する。より詳細に述べると、まず、数１の式を用いて、下死点圧力、下死点容積、シリンダガス総量、及び気体定数に基づいて、下死点筒内温度を算出する。本実施形態では、下死点圧力として過給圧センサ４３から取得される過給圧を用いるが、下死点圧力は、筒内に圧力センサを設け、当該圧力センサから取得してもよい。シリンダガス総量は、例えば、吸入空気量、エキゾーストマニホールド圧力、ＴＤＣ時容積、エキゾーストマニホールド温度等に基づいて算出される。

次に、数２の式を用いて、圧縮端筒内温度、下死点筒内温度、及び圧縮比に基づいて、ポリトロープ指数を算出する。数２の式は、ポリトロープ指数の算出方法の一例を示すものである。なお、圧縮端筒内温度は、断熱変化時の圧縮端筒内温度、ボア壁温等に基づいて算出される。断熱変化時の圧縮端筒内温度は、例えば断熱圧縮端圧力、ＴＤＣ時容積、シリンダガス総量、及び気体定数等に基づいて算出される。断熱圧縮端圧力は、例えば下死点圧力と圧縮比とに基づいて算出される。本実施形態では、ボア壁温としてエンジン水温センサ４８から取得されるエンジン水温を用いるが、ボア壁温は、シリンダ壁温を直接検出する温度センサを設け、当該温度センサから取得してもよいし、潤滑油の温度などで代用してもよい。

次に、上記下死点筒内温度及びポリトロープ指数と、下死点容積と、パイロット噴射時容積と、を用いて、数３の式によりパイロット噴射時筒内温度を算出する。

パイロット噴射時の酸素密度は、例えば、下記数４の式により算出される。数４の式では、シリンダガス総量、筒内の酸素質量割合、及びパイロット噴射時のシリンダ容積に基づいて、パイロット噴射時の酸素密度が算出される。

筒内の酸素質量割合は、燃料１分子あたりの排気ＣＯ_２質量と、ＥＧＲ率と、燃料１分子あたりの筒内総質量と、に基づいて算出される。燃料１分子あたりの筒内総質量は、燃料１分子あたりの吸気ガス質量と、ＥＧＲ率と、燃料１分子あたりの排気ガス質量と、に基づいて算出される。吸気ガス質量は、例えば、インマニ圧力センサ４６によって検出される吸気マニホールド内の圧力に基づいて算出される。排気ガス質量は、例えば、吸入空気質量と、エンジン１００の空燃比と、に基づいて算出される。

次にＥＣＵ２００は、ステップＳ１３で算出したパイロット噴射時の筒内温度と、パイロット噴射時の酸素密度と、現在のエンジン回転数と、に基づいて、着火遅れ期間を算出する（ステップＳ1５）。具体的には、ＥＣＵ２００は、図３（ａ）及び図３（ｂ）に示す、エンジン回転数ごとに用意された、パイロット噴射時の筒内温度と酸素密度とから着火遅れ期間を求める等着火遅れ線図を用いて、着火遅れ時期を算出する。

次に、ＥＣＵ２００は、仮パイロット噴射時期に着火遅れ期間を加算して、着火時期を算出する（ステップＳ１７）。

次に、ＥＣＵ２００は、着火遅れ期間が許容値以下であり、かつ、着火時期が、筒内圧力変化率ｄｐ／ｄθがピーク値をとる時期よりも遅角側にあるか否かを判断する（ステップＳ１９）。なお、許容値には、着火遅れ期間が許容値以下であれば、メイン噴射までにパイロット噴射による燃料が燃焼することができる値が設定される。

ステップＳ１９の判断が肯定された場合には、ＥＣＵ２００は、ステップＳ１１で設定した仮パイロット噴射時期をパイロット噴射時期に設定し（ステップＳ２１）、図２の処理を終了する。

一方、ステップＳ１９の判断が否定された場合には、ＥＣＵ２００は、ステップＳ１１において、仮パイロット噴射時期を設定しなおし、ステップＳ１３からの処理を実行する。例えば、ＥＣＵ２００は、ステップＳ１９において着火遅れ時期が許容値以下の場合には、仮パイロット噴射時期を、着火遅れが長くなる、現在の仮パイロット噴射時期よりも進角側に設定し、着火遅れ時期が許容値よりも大きい場合には、仮パイロット噴射時期を、着火遅れが短くなる、現在の仮パイロット噴射時期よりも遅角側に設定する。

筒内圧力変化率ｄｐ／ｄθがピーク値をとる時期とパイロット燃焼とが重なると、筒内の圧力上昇が大きくなるため燃焼音が大きくなるが、上記のパイロット噴射時期制御によれば、パイロット噴射による燃料を筒内圧力変化率ｄｐ／ｄθがピーク値をとる時期よりも後ろで燃焼させることができるため、燃焼音を低減することができる。また、パイロットの着火遅れ期間が長いと燃焼音が大きくなるが、上記のパイロット噴射時期制御では、着火遅れ期間を許容値以下にしているため、燃焼音を低減することができる。

上述の説明から明らかなように、エンジンシステム１０は、１サイクル中に、メイン噴射とメイン噴射に先立つパイロット噴射とを含む複数回の燃料噴射を気筒内に行う燃料噴射弁１２を備えるエンジン１００のクランク角を検出するクランク角センサ４１と、ＥＣＵ２００と、を備える。ＥＣＵ２００は、クランク角センサの検出値からエンジン１００の回転数を算出し、パイロット噴射の仮の噴射時期を設定し、仮の噴射時期にパイロット噴射を行った場合のパイロット噴射時の気筒内の温度を推定し、仮の噴射時期にパイロット噴射を行った場合のパイロット噴射時の気筒内の酸素密度を推定する。ＥＣＵ２００は、推定されたパイロット噴射時の気筒内の温度、推定されたパイロット噴射時の酸素密度、及びエンジン１００の回転数から、パイロット噴射によって燃料が噴射されてから燃料に着火するまでの着火遅れ期間を算出し、着火遅れ期間に基づいて燃料の着火時期を算出し、着火遅れ期間が許容値以下であり、かつ、燃料の着火時期が筒内圧力変化率が最大となる時期以降となる場合、仮の噴射時期を、パイロット噴射の噴射時期に設定する。これにより、パイロット噴射による燃料を筒内圧力変化率ｄｐ／ｄθがピーク値をとる時期よりも後ろで燃焼させることができるため、燃焼音を低減することができる。また、パイロットの着火遅れ期間が長いと燃焼音が大きくなるが、着火遅れ期間を許容値以下にしているため、燃焼音を低減することができる。

前述したように、燃焼音は、筒内圧力変化率（ｄｐ／ｄθ）が大きいと大きくなる。燃焼には、予混合燃焼と拡散燃焼とがあるが、予混合燃焼は、着火遅れ期間が長く、着火温度に達すると急激に燃焼する燃焼であるため、筒内圧力変化率が大きくなり、燃焼音が大きくなる。一方、高温場に燃料を供給すると着火遅れ期間が短い拡散燃焼となるため、筒内圧力変化率が小さく燃焼音が小さくなる。したがって、ＥＣＵ２００は、上記パイロット噴射時期制御に加えて、パイロット噴射量を制御することにより、メイン噴射時の筒内温度をメイン噴射による燃料が拡散燃焼できる温度とすることで、燃焼音を低減するパイロット噴射量制御を行ってもよい。

図４は、パイロット噴射量制御の一例を示すフローチャートである。図４の処理は、所定時間毎（例えば、８ｍｓｅｃ）に実行される。

まず、ＥＣＵ２００は、パイロット噴射を行う前の圧縮のみによるメイン噴射時の筒内温度を推定する（ステップＳ３１）。メイン噴射時の筒内温度は、下記数５の式より算出される。より詳細に述べると、数５の式では、下死点筒内温度、下死点容積、及びメイン噴射時容積に基づいて、メイン噴射時筒内温度を算出する。

続いて、ＥＣＵ２００は、要求発熱量を算出する（ステップＳ３３）。要求発熱量は、例えば、シリンダガス総量、パイロット噴射時定圧比熱、メイン噴射時筒内温度の目標値である目標温度、及び、ステップＳ３１で推定したメイン噴射時筒内温度を用い、下記数６の式より算出される。パイロット噴射時定圧比熱は、パイロット噴射時筒内温度における各成分（ＣＯ_２、Ｈ_２Ｏ、Ｎ_２、Ｏ_２）の定圧比熱と、筒内の各成分の質量割合と、に基づいて算出される。

続いて、ＥＣＵ２００は、１ｍｍ^３／ｓｔあたりの発熱量とステップＳ３３で算出した要求発熱量とから要求パイロット量を算出する（ステップＳ３５）。この要求パイロット量がパイロット噴射量となる。要求パイロット量は、以下数７の式より算出される。ＥＣＵ２００は、１ｍｍ^３／ｓｔあたりの発熱量を、例えば、図５に示すパイロット噴射時筒内温度とパイロット噴射時酸素密度との関係を定義したマップから算出することができる。

以上の処理により求めたパイロット噴射量を用いてパイロット噴射を行うことにより、メイン燃焼時の筒内温度をメイン噴射が拡散燃焼できる温度にすることができるため、燃焼音をより低減することができる。

上記実施形態は本発明を実施するための例にすぎず、本発明はこれらに限定されるものではなく、これらの実施例を種々変形することは本発明の範囲内であり、更に本発明の範囲内において、他の様々な実施例が可能であることは上記記載から自明である。

１０エンジンシステム（内燃機関の制御装置）
４１クランク角センサ
１００エンジン（内燃機関）
２００ＥＣＵ（エンジン回転数算出部、仮パイロット噴射時期設定部、筒内温度推定部、酸素密度推定部、着火遅れ期間算出部、着火時期算出部、パイロット噴射時期設定部）

Claims

１サイクル中に、メイン噴射と該メイン噴射に先立つパイロット噴射とを含む複数回の燃料噴射を気筒内に行う燃料噴射手段を備える内燃機関の制御装置であって、
前記内燃機関のクランク角を検出するクランク角センサと、
前記クランク角センサの検出値から前記内燃機関の回転数を算出するエンジン回転数算出部と、
前記パイロット噴射の仮の噴射時期を設定する仮パイロット噴射時期設定部と、
前記仮の噴射時期に前記パイロット噴射を行った場合のパイロット噴射時の前記気筒内の温度を推定する筒内温度推定部と、
前記仮の噴射時期に前記パイロット噴射を行った場合のパイロット噴射時の前記気筒内の酸素密度を推定する酸素密度推定部と、
推定された前記パイロット噴射時の気筒内の温度、推定された前記パイロット噴射時の気筒内の酸素密度、及び前記内燃機関の回転数から、前記パイロット噴射によって燃料が噴射されてから前記燃料に着火するまでの着火遅れ期間を算出する着火遅れ期間算出部と、
前記燃料の着火時期を算出する着火時期算出部と、
前記着火遅れ期間が許容値以下であり、かつ、前記燃料の着火時期が単位時間または単位クランク角あたりの前記気筒内の圧力の変化量である筒内圧力変化率が最大となる時期以降となる場合、前記仮の噴射時期を、前記パイロット噴射の噴射時期に設定するパイロット噴射時期設定部と、
を備える内燃機関の制御装置。